RU2199033C2 - Stator of gas turbine engine compressor - Google Patents
Stator of gas turbine engine compressor Download PDFInfo
- Publication number
- RU2199033C2 RU2199033C2 RU2001103481/06A RU2001103481A RU2199033C2 RU 2199033 C2 RU2199033 C2 RU 2199033C2 RU 2001103481/06 A RU2001103481/06 A RU 2001103481/06A RU 2001103481 A RU2001103481 A RU 2001103481A RU 2199033 C2 RU2199033 C2 RU 2199033C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- ring
- stator
- rotary
- gas turbine
- turbine engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к газотурбинным двигателям наземного и авиационного применений. The invention relates to gas turbine engines of ground and aviation applications.
Известен статор компрессора газотурбинного двигателя, направляющие лопатки которого крепятся к наружному корпусу и внутреннему кольцу с помощью цилиндрических цапф [1]. Known compressor stator of a gas turbine engine, the guide vanes of which are attached to the outer casing and the inner ring using cylindrical pins [1].
Недостатком такой конструкции является жесткое крепление лопаток направляющего аппарата к корпусу, что может вызвать потерю газодинамической устойчивости компрессора и двигателя в целом. The disadvantage of this design is the rigid fastening of the blades of the guide apparatus to the housing, which can cause a loss of gas-dynamic stability of the compressor and the engine as a whole.
В известной конструкции для обеспечения газодинамической устойчивости компрессора, особенно на переходных режимах, статор компрессора выполняется с поворотными лопатками направляющих аппаратов, которые поворачиваются с помощью рычагов, соединенных с тяговыми поворотными кольцами [2]. In a known design to ensure gas-dynamic stability of the compressor, especially in transient conditions, the compressor stator is made with rotary blades of guide vanes, which are rotated using levers connected to traction rotary rings [2].
Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность из-за возможности заклинивания жесткого поворотного тягового кольца и помпажа компрессора. The disadvantage of this design is its low reliability due to the possibility of jamming of a rigid rotary traction ring and surge of the compressor.
Рычаги, с помощью которых поворотные направляющие лопатки соединены с тяговым кольцом, из-за наличия допусков на изготовление выполняются разной длины, а при отсутствии регулирующих элементов это приводит к увеличению усилий при повороте направляющих лопаток и снижению кпд, в предельном случае это может приводить к заклиниванию всего механизма поворота лопаток и к помпажу компрессора. The levers with which the rotary guide vanes are connected to the traction ring, due to the manufacturing tolerances, are made of different lengths, and in the absence of control elements, this leads to an increase in effort when the guide vanes rotate and lower efficiency, in the extreme case this can lead to jamming the entire mechanism of rotation of the blades and surge of the compressor.
В результате взаимных радиальных температурных деформаций тягового кольца и наружного корпуса статора компрессора, а также из-за вибрации при работе двигателя на ролики тягового кольца приходится большая нагрузка, что может привести к его радиальной деформации в месте установки оси ролика. As a result of mutual radial temperature deformations of the traction ring and the outer case of the compressor stator, as well as due to vibration during engine operation, the traction ring rollers have a large load, which can lead to radial deformation at the installation site of the roller axis.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении кпд и надежности статора компрессора газотурбинного двигателя за счет компенсации напряжений и исключения деформаций в статоре компрессора, возникающих в процессе работы газотурбинного двигателя. The technical problem solved by the invention is to increase the efficiency and reliability of the stator of a compressor of a gas turbine engine by compensating for stresses and eliminating deformations in the compressor stator that occur during operation of the gas turbine engine.
Сущность изобретения заключается в том, что в статоре компрессора газотурбинного двигателя с наружным корпусом, в котором установлены поворотные лопатки направляющего аппарата, соединенные с поворотным кольцом, согласно изобретению поворотное кольцо установлено на корпусе с помощью роликов и Г-образного кольца, при этом поворотное кольцо снабжено кольцевыми окружными выступами, соединенными в местах установки роликов крепежным элементом, а в окружных выступах выполнены выборки, причем отношение ширины поворотного кольца к глубине выборки составляет 1,5...4. The essence of the invention lies in the fact that in the compressor stator of a gas turbine engine with an outer casing, in which rotary vanes of the guide apparatus are mounted connected to the rotary ring, according to the invention, the rotary ring is mounted on the housing by means of rollers and a L-shaped ring, while the rotary ring is provided ring circumferential protrusions connected at the places of installation of the rollers by a fastening element, and in the peripheral protrusions made samples, the ratio of the width of the rotary ring to a depth of Borky 1.5 ... 4.
Установка поворотного кольца на корпусе с помощью роликов и Г-образного кольца обеспечивает соосность кольца и корпуса статора компрессора без дополнительной нагрузки на рычаги. При этом Г-образное кольцо, имеющее повышенную радиальную жесткость, способствует сохранению геометрии корпуса, исключает его деформацию, способствует уменьшению радиальных зазоров между статором и ротором, повышая кпд компрессора. The installation of a rotary ring on the housing using rollers and an L-shaped ring ensures the alignment of the ring and the compressor stator housing without additional load on the levers. In this case, the L-shaped ring having increased radial stiffness helps to maintain the geometry of the housing, eliminates its deformation, helps to reduce radial gaps between the stator and rotor, increasing the efficiency of the compressor.
Поворотное кольцо снабжено кольцевыми окружными выступами, соединенными крепежным элементом, что позволяет организовать в местах установки роликов местную жесткую в радиальном направлении "коробочку". воспринимающую радиальную нагрузку от ролика. The rotary ring is equipped with annular circumferential protrusions connected by a fastener, which makes it possible to organize a local “radial box” in the places where the rollers are installed. perceiving radial load from the roller.
Выполнение выборки в окружных выступах глубиной l служит для снижения жесткости ("гибкое кольцо") и обеспечения упругой деформации поворотного кольца и компенсации напряжений. При этом отношение ширины поворотного кольца L к глубине выборки l составляет 1,5...4. Sampling in circumferential protrusions of depth l serves to reduce stiffness ("flexible ring") and to provide elastic deformation of the rotary ring and to compensate for stresses. The ratio of the width of the rotary ring L to the depth of the sample l is 1.5 ... 4.
При L/l<1,5 излишне ослабляется поворотное кольцо, что может привести к его поломке. At L / l <1.5, the rotary ring is too weak, which can lead to breakage.
Соотношение L/l > 4 дает недостаточное снижение веса конструкции и излишнее увеличение жесткости кольца, что приводит к возникновению напряжений и его заклиниванию. The ratio L / l> 4 gives an insufficient reduction in the weight of the structure and an excessive increase in the stiffness of the ring, which leads to stresses and jamming.
Изобретение проиллюстрировано фиг.1-4. The invention is illustrated in figures 1-4.
На фиг. 1 показан продольный разрез статора компрессора газотурбинного двигателя; на фиг.2 представлен вид А на фиг.1 в развертке; на фиг.3 и 4 - сечения Б - Б и В - В на фиг.2 в увеличенном виде соответственно. In FIG. 1 shows a longitudinal section through a stator of a compressor of a gas turbine engine; figure 2 presents a view a in figure 1 in a scan; figure 3 and 4 - section B - B and C - C in figure 2 in an enlarged view, respectively.
Статор компрессора 1 газотурбинного двигателя состоит из наружного корпуса 2 с кольцом 3, в котором с помощью втулок 4 и 5 своими наружными хвостовиками 6 установлены поворотные лопатки 7 поворотного направляющего аппарата 8. Своими внутренними хвостовиками 9 лопатки 7 через втулки 10, 11 и сферическое кольцо 12 установлены во внутреннем кольце 13. The stator of the compressor 1 of the gas turbine engine consists of an outer casing 2 with a ring 3, in which, using the bushings 4 and 5, the rotary blades 7 of the rotary guide apparatus 8 are installed with their outer shanks 6. The blades 7 are inserted with their inner shanks 9 through the bushings 10, 11 and the spherical ring 12 installed in the inner ring 13.
Поворот лопаток 7 осуществляется с помощью рычагов 14, закрепленных на наружных хвостовиках 6 с помощью штифтов 15. The rotation of the blades 7 is carried out using
Другими своими концами рычаги 14 телескопически установлены с помощью радиальных штифтов 15 и сферических колец 16 в поворотном тяговом ведущем кольце 17, которое в свою очередь с помощью роликов 18, закрепленных на кольце 17 в радиальных пазах 19 с помощью осей 20, установлено на наружном Г-образном кольце 21 статора 1. At their other ends, the
Г-образное кольцо 21 установлено на корпусе 2 с помощью неразъемного соединения (например, сварного) и имеет возможность перемещения в радиальном направлении вместе с корпусом 2. The L-
Через прямоугольную в поперечном сечении головку 22 оси 20 кольцевые окружные выступы 23 и 24 поворотного кольца 17 связаны между собой в радиальном направлении с помощью крепежного элемента 25, например, заклепками. Through the rectangular cross-sectional head 22 of the
В поворотном кольце 17 между окнами 19 в кольцевых выступах 23, 24 выполнены радиальные выборки 26, 27 глубиной l. In the
Поворотное кольцо 17 перемещается с помощью электрического или механического исполнительного механизма (не показан). The
Устройство работает следующим образом. The device operates as follows.
При работе двигателя лопатки 7 поворотного направляющего аппарата 8 обтекаются нагретым за счет работы сжатия воздухом. При этом наружный корпус 2 статора 1 также нагревается, радиально деформируясь совместно с Г-образным кольцом 21, дополнительно нагружая ролики 18. Т.к. кольцевые окружные выступы 23 и 24 поворотного кольца 17 связаны между собой с помощью заклепки 25, образуя в сечении жесткую "коробочку", то нагрузка от ролика 18 на кольцо 17 передается равномерно и без пластической деформации выступов 23, 24. When the engine is running, the blades 7 of the rotary guide vane 8 are surrounded by heated air due to the compression work. In this case, the outer casing 2 of the stator 1 also heats up, radially deforming together with the L-
Благодаря выборкам 26, 27 поворотное кольцо 17 упруго деформируется в радиальном направлении, парируя температурную деформацию корпуса 2 с Г-образным кольцом 21, и в осевом направлении, парируя разноразмерность рычагов 14 по их длинам. Thanks to the
Соосность поворотного кольца 17 и корпуса 2 статора 1 компрессора сохраняется, так же как и геометрические размеры корпуса 2, а Г-образные кольца повышают радиальную жесткость корпуса 2, что обеспечивает минимальные радиальные зазоры между статором и ротором. The alignment of the
Источники информации
1. Вьюнов С. А. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989, стр.114, рис.3.54.Sources of information
1. Vyunov S. A. Design and engineering of aircraft gas turbine engines. - M.: Mechanical Engineering, 1989, p. 114, Fig. 3.54.
2. Вьюнов С. А. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989, стр.116, рис.3.55в. 2. Vyunov S. A. Design and engineering of aircraft gas turbine engines. - M.: Mechanical Engineering, 1989, p. 116, Fig. 3.55c.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2001103481/06A RU2199033C2 (en) | 2001-02-05 | 2001-02-05 | Stator of gas turbine engine compressor |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2001103481/06A RU2199033C2 (en) | 2001-02-05 | 2001-02-05 | Stator of gas turbine engine compressor |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2001103481A RU2001103481A (en) | 2003-01-20 |
RU2199033C2 true RU2199033C2 (en) | 2003-02-20 |
Family
ID=20245720
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2001103481/06A RU2199033C2 (en) | 2001-02-05 | 2001-02-05 | Stator of gas turbine engine compressor |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2199033C2 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2561371C1 (en) * | 2014-10-15 | 2015-08-27 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Compressor stator of gas-turbine engine |
RU2612666C1 (en) * | 2015-12-09 | 2017-03-13 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Regulated guide vanes of axial compressor of turbine machine |
-
2001
- 2001-02-05 RU RU2001103481/06A patent/RU2199033C2/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
ВЬЮНОВ С. А. Конструирование и проектирование авиационных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2561371C1 (en) * | 2014-10-15 | 2015-08-27 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Compressor stator of gas-turbine engine |
RU2612666C1 (en) * | 2015-12-09 | 2017-03-13 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Regulated guide vanes of axial compressor of turbine machine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
KR101304390B1 (en) | Turbine heat shield assembly | |
US10669882B2 (en) | Variable stator blade operating device | |
EP2053204B1 (en) | Gas turbine engine with variable vanes | |
EP1429043A2 (en) | Methods and apparatus for assembling a bearing assembly | |
EP1813782A1 (en) | Turbo-supercharger | |
EP1548238B1 (en) | Method for optimizing turbine engine shell radial clearances | |
KR100814169B1 (en) | Torque tube bearing assembly | |
WO2007021838A1 (en) | Turbocharger shaft bearing system | |
US8226357B2 (en) | Pitch control ring for stator vanes of a turbomachine | |
US20180347669A1 (en) | Planetary gear system and air turbine starter | |
CN112805475A (en) | Turbine engine including a rotor supporting pitch blades | |
JPH04228805A (en) | Turbine blade outer end attaching structure | |
US5860789A (en) | Gas turbine rotor | |
JPS61138834A (en) | Gas turbine engine | |
CN100419220C (en) | Mechanic stator and its mounting/dismounting method | |
EP3502421A1 (en) | A gas turbine engine triple bend finger seal | |
US11603774B2 (en) | Turbocharger bearing assembly and method for providing the same | |
EP3722564A1 (en) | Vane arm assembly for a gas turbine engine, corresponding method of redundantly axially retaining a vane arm, and gas turbine engine | |
CN107109954B (en) | Turbocharger and method of manufacturing a turbocharger | |
EP3246517B1 (en) | Fastener openings for stress distribution | |
RU2199033C2 (en) | Stator of gas turbine engine compressor | |
EP3358149B1 (en) | Bleed valve with neutral or closing bias | |
EP3026247A1 (en) | Composite fan housing assembly of a turbofan engine and method of manufacture | |
US10352326B2 (en) | Assembly for an engine which can define a blade break-off test device | |
US8858172B2 (en) | Method of manufacturing rotor assembly, rotor assembly, and turbo compressor |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QB4A | Licence on use of patent |
Effective date: 20051206 |
|
QZ4A | Changes in the licence of a patent |
Effective date: 20051206 |
|
QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20051206 Effective date: 20111220 |
|
PD4A | Correction of name of patent owner |